陈浩[1]2000年在《小卫星软件测试的系统设计》文中研究说明本文在已有的软件测试理论的基础上结合航天软件的高可靠性要求设计了针对CASCOM一号小卫星的软件测试系统，提出了包括测试用例设计、测试覆盖要求等等具体的测试要求、策略和方法。 文章首先介绍了软件测试的基本理论和软件测试的常用方法。其中包括软件错误与软件质量的概念、黑盒测试和白盒测试的理论、针对面向对象软件的测试基本理论、软件测试工具等现有理论。 其后本文提出了针对小卫星的软件系统的软件测试框架，并以测试工具LOGISCOPE为例介绍了测试工具的功能及其应用方法，并给出了对于不同软件的测试流程和要求。在传统的黑盒测试方法的基础上，本文根据遗传算法的原理，提出了遗传算法在黑盒测试中的应用思路，包括利用遗传算法优化测试用例的思路和利用遗传算法结合硬件故障定位理论快速实现软件的故障定位理论思路。 最后根据小卫星的软件高可靠性要求本文设计了一个硬件测试平台，利用故障注入的原理用以检测软件的容错、纠错性能。该设计己经向有关部门申请发明专利。
李华旺[2]2001年在《航天嵌入式现代小卫星软件容错设计及测试系统研究》文中研究说明本文的主要工作是研究航天嵌入式现代小卫星软件高可靠、强容错的设计及实现，以及如何评价软件的冗余、容错效果，并且应用于CX-1小卫星软件的容错设计及测试。 软件质量是软件开发过程中所使用的各种开发技术和验证方法的最终体现。通常用软件质量模型来描述影响软件质量的特性。本文首先在众多经典软件质量模型的基础上，提出了一套动态的、实用的、可度量的适合于现代小卫星软件质量管理及开发的软件质量模型，该模型强调了软件质量应该与软件生存周期相对应，体现了质量模型的动态特性；同时针对航天环境的特殊性，强调了容错能力特性在软件质量度量中的重要性。该模型为“创新一号”现代小卫星软件的开发及质量管理提供了有益的手段。 软件冗余、容错是现代小卫星软件质量模型的重要内容，本文对小卫星软件容错设计技术进行了研究。根据小卫星硬件冗余结构的特点，采用了以多版本编程、恢复块技术、前向恢复和后向恢复技术等软件容错技术来提高现代小卫星系统的容错能力。同时利用基于双机冗余备份的双机互检技术来提高整个系统的可靠性。 软件容错效果需要通过软件容错测试来进行评估。测试用例生成、仿真测试环境及测试结果分析是软件容错测试的三个重要环节。本文将故障树分析方法应用于故障测试用例的分析与设计，利用软件故障树分析方法来分析软件故障模式有利于分析导致软件故障的起因，从而得到导致软件故障的集合；为了克服传统的随机抽样方法生成测试用例测试时间长的缺点，本文利用仿生学中的遗传算法来生成测试用例，测试结果表明这种方法可以在较短的时间内达到较高的覆盖率，因此可以大大缩短软件测试时间。 空间宇宙射线易导致半导体器件发生单粒子效应，从而引起软件故障，因此评估软件对单粒子事件的容错能力是必不可少的。故障注入是一种非常有效的验证容错机制的方法。本文根据单粒子事件效应及内存故障模式，提出了一种事件驱动的单粒子事件故障模型，同时针对该模型的具体应用算法进行了详细阐述，提供了将故障注入技术应用于容错机制测评的具体试验中的一种方法。 中国科学院博土研究生学位论文 ＊同时，本文在比较了众多故障注入方法的优点和缺陷之后，提出了以内存故障注入和总线故障注入相结合的故障注入方法，并在此基础上设计并实现了单粒子事件故障注入器。单粒子事件故障注入器具有成本低、通用性强、故障注入方便快捷。全动态实时和定量注入单粒子事件的能力等特点。 软件测试环境的建立是软件容错测试中的另一关键环节。测试环境与具体工程相关。本文以CX4小卫星软件工程为基础，重点研究了小卫星仿真测试平台的分析、设计及实现。采用混合原型法构建的分布式小卫星软件仿真测试平台，具有成本低、配置灵活等特点。混合原型设计方法的关键是各分系统仿真模型的实现，本文结合CX－l小卫星的体系结构，对动力学仿真模型。能源仿真模型和 GPS及轨道仿真模型进行了具体的研究和设计。同时，利用确定性同步算法来减小分布式仿真系统的时空不一致性，保证了分布式仿真的真实性和有效性。实验结果表明，软件开发仿真测试平台可以用来进行软硬件集成实时仿真、故障模式仿真、软件功能验证、软件调度及控制算法验证等，对加速小卫星软件开发进程及软件自闭环测试具有重要意义。
宋光磊[3]2011年在《基于CAN总线的星务仿真测试系统设计》文中研究表明星务系统（OBH，也称为星载数据管理系统OBDM，欧空局称之为OBDH，美国称之为C&DH）是航天器的一个非常重要的组成部分，它将传统的互相独立的遥测系统、遥控系统以及跟踪测轨系统综合到了一起，并加上星上自主管理等，形成了一个综合的数据管理系统。随着星上自主管理要求越来越高，对星务系统的功能要求也更高，系统的设计，包括星务软件的设计，也越来越复杂。随着国内航天技术的发展，卫星型号研制任务更加繁重，卫星研制周期在不断缩短，同时却对整星工作可靠性，尤其是星务系统软件可靠性，提出了更高的要求，这就对星务系统及其软件的可靠性测试提出了更大的挑战，因此对适应性更强的星务系统测试技术展开研究就变得更加迫切。本课题主要实现对星务系统的仿真测试，本文正是根据当前我国星务测试的基本情况，提出了一种基于CAN总线的星务仿真测试系统方案设计解决方案。系统中构造完整的星务CAN总线通讯网络，较真实的模拟星务主机的总线通讯任务调度、遥测、遥控。以CAN总线作为计算通信网络，把处理结果以控制命令的形式通过CAN总线传输至相关测控模块上，最终实现对各种设备(负载)的控制。本文首先对系统的需求进行分析，提出了设计的总体框架以及功能模块的划分，然后重点说明了通信协议、星务主机仿真器的软硬件实现，并对仿真测试系统中的其它单元设备进行了设计。所提星务仿真测试系统便于与下位机产品进行分系统联试，将问题在产品交付前得到暴露及解决。
胡戈锋[4]2005年在《基于集成平台的XX-1微小卫星姿控系统设计与仿真研究》文中研究表明卫星姿控系统设计与仿真一体化平台是现代微小卫星系统研制的关键技术。本论文以XX-1微小卫星姿控系统设计和相应集成平台的开发为背景,对现代微小卫星的姿控系统设计与集成平台应用技术进行了深入的研究。本论文研究内容主要包括以下几个方面:首先,根据XX-1微小卫星的功能、指标要求,完成了该卫星姿控系统的配置方案设计,建立了配置中相关敏感器和执行部件的数学模型,同时对姿控的工作模式和安全措施提出了规划,设计了姿态确定、姿态控制等算法。然后,研究了基于Matlab-RTLab的集成平台的组成和基于该平台的卫星姿控一体化开发过程。而且,基于此平台还研究了自动代码生成、验证与评估、闭环仿真与测试等相关技术。最后,利用集成平台的工具体系对设计的某型号微小卫星姿控系统完成了仿真,结果表明达到了设计要求。本文的研究结果表明:所设计的XX-1微小卫星姿控系统方案经过仿真验证,完全满足设计指标和性能要求;基于Matlab-RTLab的集成平台可以应用于卫星姿控系统的设计、开发、仿真与测试的全过程;基于Matlab-RTLab集成平台的自动程序代码生成技术可以极大的解决目前手工开发软件产生的问题。因此,该集成平台具有广阔的应用前景。
易进[5]2014年在《小卫星姿控系统设备模拟器研制》文中认为小卫星姿控系统用于实现卫星姿态和指向控制，姿控系统的测试是卫星地面测试的首要任务。由于研制周期和研制成本等方面的限制，同时为减少风险，一般采用电模拟器代替姿控系统的各个单机部件，模拟其功能和接口，来配合完成姿控系统的地面闭环仿真测试。然而，现有的模拟器设备体积较大，使用不够便携，且均为针对固定型号卫星配套使用，通用性差。针对上述需求，本文设计了一套具有小型化、通用化特点的小卫星姿控系统设备模拟器。该套设备可实现姿控系统的技术方案前期论证、电测试、故障模拟和在轨故障地面复现等功能，对姿控系统的研制、测试、维护等工作都具有十分重要的意义。本文首先提炼和分析了小卫星姿控系统设备模拟器的需求和技术指标，提出了小卫星姿控系统设备模拟器的总体方案，设备通过自定义开放式底板总线，自研一块具有18个槽位并且槽位通用的开放式总线底板，安装在改装的4U高度CPCI机箱里，并采用后I/O走线，组成了整套设备的基本架构，实现了小型化。根据各个模拟器的设计要求，划分了12个功能模块，对系统中以数字量信号为主的模拟器进行了通用化设计。模拟器的功能模块采用FPGA+DSP协调工作来实现对模块的控制和模型解算，FPGA主要实现对模块电气接口和时序的控制，DSP完成各个模拟器对应的模型解算。系统设计中还采用了大量的隔离技术，包括模拟隔离，数字隔离和电源隔离等设计，很好的实现了星地信号隔离功能，保证了测试的安全性。同时，系统设计时对模型解算的实现方法进行了详细分析，最终采用四级四阶龙格-库塔法实现，并采用了LabWindows/CVI软件对各个模拟器模型进行仿真，将仿真结果与硬件计算结果对比实现模型解算的验证功能。系统的通信总线采用星上设备常用的CAN总线、RS-422总线和RS-485总线，采用星上常用通信总线能方便的将模拟器与星上及地面其它支持设备对接，提高了系统的通用性和技术继承性。小卫星姿控系统设备模拟器可实现对姿态敏感器和姿态执行机构的模拟，设备实现了小型化，具有良好的通用性和可扩展性。该套设备已成功应用于某小卫星姿控系统地面闭环仿真测试中，经现场桌面联调测试，小卫星姿控系统实现了以50ms为周期的闭环测试，其姿态指向精度优于0.01°，稳定度优于10-4（°/s），模拟器运行稳定可靠，完全满足测试要求，为小卫星姿控系统开发节约成本，缩短开发周期，减小风险，提高了可靠性。
胡玥[6]2006年在《基于ICD的小卫星平台电子学仿真测试系统研究》文中研究指明小卫星电子学仿真测试系统用于在小卫星研制过程中进行桌面电性能联试及软件测试时,仿真小卫星对整星管理的大部分功能;同时在与姿轨控、能源、热控、测控、有效载荷等分系统进行桌面电性能联试时,仿真与这些分系统的接口环境。因此,电子学系统仿真是卫星研制过程中不可或缺的重要组成部分,按照要求建立可扩展、易配置的电子学系统仿真测试平台是一体化卫星仿真平台形成的关键。本文着重描述了在实现小卫星电子学仿真测试系统的过程中,对小卫星电子学系统进行的需求分析、依据接口控制文档方法所设计的系统结构、软件的设计过程及对仿真测试结果的验证。同时,也介绍了为方便系统管理所设计的相应管理软件。相对于传统的仿真测试系统,用接口控制文档方法设计的仿真测试系统的优势在于,保证了设计与测试的统一,并实现了自动测试,统一了系统通信协议的描述方式,杜绝了在协议理解上发生分歧,在最大程度上保证了仿真测试系统的灵活性。因为提高了通用性,在实现其它系统的仿真测试时,只需添加所需的硬件驱动,并按照系统要求定义一整套所传输数据的接口控制文档数据库,然后利用ICD管理工具输入到ICD库中即可进行上层软件的开发,而仿真测试系统的其它部分不需要改变。打破了以往仿真测试系统一次性使用的情况。
杜渐[7]2009年在《某微小卫星地面站任务管理系统的设计与实现》文中研究说明卫星地面站的主要任务是接收卫星遥测、遥感数据,发送遥控指令。本文介绍了某微小卫星地面站的任务管理分系统(TMS)的设计与实现过程,TMS是整个地面站的控制中枢。对于该系统的设计与实现,目的是完成与微小卫星地面站任务相符合的任务管理系统,实现并保障卫星地面站的正常运行。在满足微小卫星地面站任务管理系统高效实时、稳定可靠的性能需求基础上,系统实现了卫星轨道仿真显示、数据管理模块、设备监控模块、主控模块、任务计划调度模块、数据通讯模块以及轨道计算模块等功能。其中,任务管理功能实现任务管理分系统的核心业务功能,该功能能够以本地制定的应用系统业务运行时间表为基础生成地面站各分系统业务运行的时间表,并根据该时间表调度监控该地面站各分系统的业务运行;实时监视显示站内各分系统的任务执行状态,包括接收分系统的数据接收状态、接收质量状态,以及任务管理分系统的作业执行状态等;还提供人工干预业务运行的手段和执行后运行状态分析等功能。论文主要以任务管理功能模块为例,严格按照软件工程思想,叙述了系统从需求、设计到实现与测试部署的过程。通过对该任务管理系统的设计与实现,切实满足了需求,完成了地面站较为核心的分系统的建立,为地面站的正常运行提供了基础和保障。并且,能够对于我国小卫星地面站系统的建立提供借鉴意义。
李日和[8]2017年在《微纳卫星高可靠星务计算机容错系统设计》文中指出随着航天技术的不断发展,空间任务的日趋多样化,具有低成本、功能密度高、研制周期短、搭载发射方式灵活等特点的微纳卫星已成为航天领域的新热点。作为微纳卫星的控制中心,对星务计算机系统的可靠性提出了更高的要求,利用容错方式有效提高星务计算机的可靠性成为当前航天领域研究的重点和热点。论文在深入分析和研究国内外卫星星务计算机系统架构设计方法的基础上,结合微纳卫星的特点,提出了一种适用于微小卫星的基于三模冗余的高可靠性星务计算机容错系统架构。该系统采用硬件表决方式,采用三个相互独立运行的同构单机,在设置的表决点上进行数据表决输出;表决器通过硬件描述语言在FPGA上综合实现,实现了任务同步、数据表决、接口扩展、故障检测等功能。在硬件容错设计的基础上,为提高单机之间数据传输的可靠性,系统首先设计了基于CSP协议的高效、高可靠的多总线结构;其次,采用NVP技术和恢复块技术对部分程序进行容错处理;然后,采用EDAC技术、刷新机制和数据备份手段分别对不同类型的存储设备的数据存储进行容错处理;最后,对故障进行分类,并提出了针对不同故障类型的恢复方法。最后,论文设计制作了三模冗余容错的星务计算机原理样机,对论文设计的系统进行了分析与验证。通过可靠性理论分析和原理样机可靠性测试实验,结果表明论文提出的高可靠性星务计算机容错结构能够显著提高星务计算机的可靠性。
孙栓[9]2008年在《微小卫星星载微内核实时操作系统设计及系统容错技术研究》文中研究说明小卫星有重量轻、体积小、功耗低等优点,它工作在无人干预的低温、高辐射的空间环境中,其星务系统需要满足集成度高、寿命长、可靠性高和抗干扰能力强等要求。本文的主要工作是研究如何设计高可靠、高容错的嵌入实时卫星操作系统,并在相关的软件工程领域进行必要的探索。在比较了多种操作系统结构模型的基础上,本文首先研究了采用微内核结构的小卫星操作系统结构设计思想。采用微内核结构能够大大简化系统内核内部以及系统内核与应用之间的接口,明显地降低模块之间调用的复杂性,从结构上保证了系统的高可靠性,并且具有易于扩展等优点。接下来本文讨论了操作系统内部任务结构和任务调度策略的设计。在分析时间驱动和事件驱动的优点和缺陷的基础上,研究了基于消息和定时任务处理的时间、事件混合驱动的抢占式卫星操作系统设计思想。这种思想综合了时间驱动和事件驱动的好处,既不会在负荷突然升高时造成失控,也不会降低关键任务的响应时间。其后,在分析容错实时系统面临的主要问题基础上,本论文对容错实时调度算法进行了深入地研究,提出了一种较通用的容错实时调度算法LP-FT,它可调度多种类型的任务,适用范围广泛。本文在理论上证明了该算法的正确性,给出了可调度条件,进行了算法分析,并基于实时操作系统VxWorks,设计其容错调度模块,实现了LP-FT容错实时调度算法,最后对容错调度模块进行了测试。结果表明,其时间和空间开销能够满足实时系统的要求。最后,本文着重分析了小卫星在空间环境中运行时的各类故障问题,针对小卫星数据存储提出了编码容错技术,并在ModelSim模拟平台上对编码容错技术方案进行了设计和验证。
徐犇[10]2010年在《小卫星测试平台研制》文中研究表明卫星的一个显著特点就是一旦发射入轨,就很难进行维修。因而在其研制阶段使用测试系统进行测试将是卫星研发过程中必不可缺的步骤,且伴随着卫星研发的全过程。对卫星规定的电性能和功能做全面的测试,对各分系统之间电气接口的匹配性和它们的兼容性进行综合检查,就可以从试验中发现故障,排除故障,提高系统可靠性。本文完成了小卫星测试平台的开发,包括测试平台的体系结构设计,各功能模块的硬件、固件设计,主控制器的系统软件设计及测试平台的调试。由于某型号小卫星测试需求的特殊性,小卫星测试平台采用了自研的方式,设计了分布式的功能板卡作为独立功能单元,并在机箱中采用开放式总线底板,最大限度地提高系统适应性,发挥系统效率。测试平台硬件由信号调理及转接组合、总线监测模块、PCM监测模块、计数器模块、扫描AD模块、信号发生器模块和嵌入式计算机等模块组成,可以实现星上供电、通讯及工作状态的监测,同时能够模拟输出地面激励信号。测试平台内各功能模块硬件均采用FPGA作为控制单元,因而具备了功能的扩展或缩减能力。使用嵌入式计算机PC/104作为测试平台主控制器,各功能模块与主控制器间数据传输采用LVDS高速接口,同时在PC/104上应用VxWorks实时操作系统,以此保证了测试平台的实时性能。对小卫星测试平台的测试结果表明:测试平台设计结构合理,性能稳定,系统的各项功能和技术指标均符合测试要求。
参考文献：
[1]. 小卫星软件测试的系统设计[D]. 陈浩. 中国科学院上海冶金研究所. 2000
[2]. 航天嵌入式现代小卫星软件容错设计及测试系统研究[D]. 李华旺. 中国科学院上海冶金研究所. 2001
[3]. 基于CAN总线的星务仿真测试系统设计[D]. 宋光磊. 西安电子科技大学. 2011
[4]. 基于集成平台的XX-1微小卫星姿控系统设计与仿真研究[D]. 胡戈锋. 国防科学技术大学. 2005
[5]. 小卫星姿控系统设备模拟器研制[D]. 易进. 哈尔滨工业大学. 2014
[6]. 基于ICD的小卫星平台电子学仿真测试系统研究[D]. 胡玥. 中国科学院研究生院（空间科学与应用研究中心）. 2006
[7]. 某微小卫星地面站任务管理系统的设计与实现[D]. 杜渐. 北京交通大学. 2009
[8]. 微纳卫星高可靠星务计算机容错系统设计[D]. 李日和. 南京理工大学. 2017
[9]. 微小卫星星载微内核实时操作系统设计及系统容错技术研究[D]. 孙栓. 南京航空航天大学. 2008
[10]. 小卫星测试平台研制[D]. 徐犇. 哈尔滨工业大学. 2010
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